[发明专利]一种极简配置航天器及其空间交会控制方法

权利要求书

1.一种极简配置航天器，其特征在于，包括：

激光测距仪，所述激光测距仪被配置为测量星间距；

相机，所述相机被配置为测量星间距矢量方位角；

星间通信设备，所述星间通信设备被配置为传输星间数据；以及

第一至第六推力器，所述第一至第六推力器的推力线经过航天器的质心，其中所述第一至第四推力器在所述航天器的反飞行方向面上呈X型对接布置，并且所述第五、第六推力器在所述航天器的飞行方向面上相对于所述航天器的飞行方向对称布置。

2.根据权利要求1所述的极简配置航天器，其特征在于：所述第一至第六推力器被配置为根据工作模式执行推力动作，其中所述工作模式包括：

正常工作模式，其中所述第一至第六推力器均无故障；

第一至第四推力器一重故障模式，其中所述第一至第四推力器之一出现故障；以及

第五或第六推力器一重故障模式，其中所述第五和第六推力器之一出现故障。

3.一种利用权利要求1和2之一所述的极简配置航天器进行航天器空间交会控制的方法，其特征在于，包括下列步骤：

由所述航天器采集星间相对运动参数；以及

由所述航天器根据所述星间相对运动参数确定航天器制导进程，其中当所述星间相对运动参数满足所述航天器制导进程的结束条件时结束制导，以及当所述星间相对运动参数不满足所述航天器制导进程的结束条件由所述航天器执行下列动作：

针对航天器的平动通道确定所述平动通道的相对开关状态参数，其中所述平动通道包括航天器在xyz三轴方向的x\y\z轴平动通道，并且+x轴方向表示所述航天器的飞行方向；

根据所述相对开关状态参数确定控制开关指令；

根据所述控制开关指令进行所述第一至第六推力器的开关调度；以及

由所述第一至第六推力器响应所述控制开关指令以进行所述航天器的制导控制。

4.根据权利要求3所述的进行航天器空间交会控制的方法，其特征在于：

由所述激光测距仪测量所述星间相对运动参数；和\或

由所述星间通信设备根据双星卫星导航系统数据解算所述星间相对运动参数。

5.根据权利要求3所述的进行航天器空间交会控制的方法，其特征在于：由所述航天器将所述相对运动参数通过导航滤波算法进行滤波处理以去除毛刺。

6.根据权利要求5所述的进行航天器空间交会控制的方法，其特征在于，所述滤波处理过程表示为下式：

其中，x_m表示星间距矢量当前测量值，分别表示第k-1时刻和第k时刻的星间距矢量估计值，表示第k时刻星间距变化率矢量，n表示小于1的正实数以及dt表示采样周期。

7.根据权利要求6所述的进行航天器空间交会控制的方法，其特征在于，确定所述平动通道的相对开关状态参数包括下列步骤：

针对i轴平动通道，在由i轴平动通道星间距x_i和i轴平动通道星间距变化率构成的相平面上构建抛物线型开关曲线，表示为下式：

其中，α_i表示所述抛物线型开关曲线的开口系数；以及

根据i轴平动通道星间距x_i和i轴平动通道星间距变化率确定i轴平动通道的相对开关状态参数s_i，表示为下式：